考虑应力比及温度影响的粉末高温合金短裂纹扩展模型研究

短裂纹扩展已成为先进粉末涡轮盘疲劳寿命预测的关键，为了准确模拟粉末高温合金材料短裂纹扩展阶段，针对FGH96粉末高温合金，重点关注应力比、温度对短裂纹扩展的影响规律，建立了一种工程适用的、基于Tanaka模型修正的短裂纹扩展寿命预测方法。模型采用裂纹闭合参数表征应力比影响、采用热力学理论表征温度影响，实现了不同应力比、温度条件下短裂纹扩展规律的统一描述，相比于传统模型在预测精度、工程适用性方面具有显著优势，与试验结果的相对误差小于20%。     

航空发动机叶片多轴疲劳试验研究进展

近几年航空发动机叶片失效分析的统计表明,叶片失效多由离心力叠加异常振动的多轴疲劳载荷引起.总结现有单一载荷加载、双轴载荷加载等多轴疲劳试验方法的优缺点,并分析其在评价航空发动机叶片多轴疲劳时存在的问题.重点介绍目前国际上最新研制的可有效模拟发动机叶片受力状态的拉伸-弯曲振动多轴疲劳试验方法.建议尽快建立适合我国航空发动机叶片的多轴疲劳试验系统.     

一种定向凝固合金的再结晶研究

定向凝固合金由于消除了垂直于应力轴的横向晶界,具有很高的热疲劳强度、塑性以及良好的振动阻尼效果,是航空发动机涡轮叶片的主要用材。随着定向凝固合金在航空领域的大量应用,其构件的失效已在所难免。如我国自行研制的某定向凝固合金,已广泛应用于制造航空发动机涡轮叶片,近年来连续出现了多起性质基本相同的叶片叶身裂纹与断裂故障。已有的研究结果表     

镍基单晶冷却叶片高温持久性的理论与试验研究

采用含有0~4排气膜孔的薄壁平板试样模拟镍基单晶冷却叶片,研究了气膜孔排布对镍基单晶冷却叶片高温持久性的影响,并基于晶体塑性理论建立单晶材料蠕变数值计算模型,将其编入Abaqus用户子程序中,对不同气膜孔排布的薄壁平板试件进行有限元分析。试验结果表明,在气膜孔数相同的情况下,随着气膜孔排数的逐渐增多,冷却叶片高温持久寿命不断降低,且下降趋势逐渐加剧。文中提出了基于有限元数据的高温持久寿命预测幂函数模型,在对应孔排布、应力、温度条件下,其相对误差均小于3%,有限元分析得到的应力场分布结果与试样的断口形貌相吻合。     

主起落架上转轴开裂原因分析

主起落架完成3倍目标寿命疲劳试验后,进行分解检查时发现上转轴的一个孔边缘及孔内壁出现了裂纹,该上转轴共经历了4倍目标寿命疲劳试验,材料为30CrMnSiNi2A超高强度钢。通过外观检查、残余应力测试、断口宏微观观察、能谱分析、金相检验、硬度测试和化学成分分析等方法,对上转轴的开裂原因进行了分析。采用疲劳断口定量分析方法反推上转轴的裂纹萌生寿命,并给出疲劳裂纹扩展速率与裂纹长度之间的关系曲线。结果表明：该上转轴裂纹的性质为高周疲劳开裂,其裂纹萌生于2倍目标寿命+5个加载谱块之前;上转轴开裂原因与轴孔安装过紧进而承受较大载荷谱应力、源区侧表面损伤和残余应力共同作用有关。通过加强装配过程控制、提高表面处理,上转轴已完成安全寿命试验（即7倍目标寿命）。     

某压气机轮盘榫槽低循环疲劳模拟件设计与试验

提出了一种模拟件技术并结合少数构件试验评价构件寿命可靠性的方法.以某型发动机一级压气机轮盘为对象,应用该方法进行了关键部位榫槽的模拟件设计和低循环疲劳寿命考核试验.模拟件低循环疲劳寿命可靠性试验技术的结果表明,该方法为航空发动机真实构件寿命可靠性评价提供了一种新的途径.